FR2946009A1

FR2946009A1 - Composite structuring panel for trailing edge of an aircraft element, comprises an upper surface, a lower surface, and an edge connecting the upper and lower surfaces, where upper and lower surfaces are connected by transverse stiffeners

Info

Publication number: FR2946009A1
Application number: FR0902579A
Authority: FR
Inventors: Didier Remene; Denis Millepied; Paulo Francisco; Valerian Montagne
Original assignee: Societe Lorraine de Construction Aeronautique SA SLCA
Current assignee: Safran System Aerostructures SAS
Priority date: 2009-05-28
Filing date: 2009-05-28
Publication date: 2010-12-03
Anticipated expiration: 2029-05-28
Also published as: FR2946009B1

Abstract

The composite structuring panel (1) comprises an upper surface (3), a lower surface (5), and an edge (7) connecting the upper and lower surfaces. The upper surface and the lower surface are connected by transverse stiffeners (9). The structuring panel is made of a unitary part forming the upper surface, the lower surface, the edge, and the stiffeners. Shell forming the panel comprises plies, of which inner plies form the transverse stiffeners. A longitudinal arbor is disposed in outlet of guiding axis of the arbor and guiding axis of the transverse stiffeners, or between the stiffeners. The composite structuring panel (1) comprises an upper surface (3), a lower surface (5), and an edge (7) connecting the upper and lower surfaces. The upper surface and the lower surface are connected by transverse stiffeners (9). The structuring panel is made of a unitary part forming the upper surface, the lower surface, the edge, and the stiffeners. Shell forming the panel comprises plies, of which inner plies form the transverse stiffeners. A longitudinal arbor is disposed in outlet of guiding axis of the arbor and guiding axis of the transverse stiffeners, or between the stiffeners. The panel consists of a monoblock part forming an upper surface, a lower surface and a leak edge of the stiffeners and arbors. The guiding axes of the stiffeners and arbors are perpendicular. Reinforcement plies are arranged between the internal plies. An independent claim is included for a process for fabricating a composite structuring panel.

Description

La présente invention se rapporte à un panneau structurant composite pour un bord de fuite d'un élément d'un aéronef. L'invention se rapporte également à un élément d'aéronef comportant un tel panneau. The present invention relates to a composite structuring panel for a trailing edge of an element of an aircraft. The invention also relates to an aircraft element comprising such a panel.

Les panneaux composites sont des panneaux utilisés fréquemment en aérospatial car permettant d'alléger considérablement l'aéronef. Certaines parties d'aéronef nécessitent des panneaux structurants assurant une bonne résistance mécanique. On peut citer tout particulièrement les bords de fuite, comme ceux des gouvernes d'avion. Composite panels are panels frequently used in aerospace because to considerably lighten the aircraft. Some parts of aircraft require structuring panels ensuring good mechanical strength. Particularly the trailing edges, such as those of aircraft control surfaces.

Il est couramment utilisé des panneaux structurants composites de type sandwich, comprenant une structure à âme alvéolaire mise entre une peau interne et une peau externe. Typiquement, la peau interne et la peau externe sont constituées chacune d'un ou plusieurs plis fibreux pré-imprégnés de résine qui est ensuite 15 polymérisée lors d'une étape de cuisson. D'autres procédés utilisent des plis fibreux secs, c'est-à-dire non pré-imprégnés dei résine, la résine étant appliquée ultérieurement lors d'une étape de cuisson au cours de laquelle elle est forcée par aspiration à se diffuser entre les plis fibreux. 20 Un panneau sandwich composite peut également comprendre plusieurs couches centrales, de même type ou de types différents, les couches centrales pouvant elles-mêmes être séparées par une couche de matériau composite. Les couches centrales peuvent, par exemple, être de type 25 alvéolaire, mousse ou encore comprendre un ou plusieurs inserts fusibles. Les panneaux sandwich composites utilisant une âme en nid d'abeille ou mousse, par exemple, aident à réduire la masse des objets tout en conservant ou en augmentant leurs propriétés mécaniques. Cependant, ce type de panneau n'est généralement pas adapté 30 pour la fabrication de bords de fuite. En effet, les bords de fuite présentent un rayon de courbure très faible difficile à obtenir avec un panneau sandwich composite. Par ailleurs, il est important d'avoir une continuité aérodynamique la plus parfaite possible afin de ne pas impacter sur les performances de 35 l'aéronef. Sandwich-type composite structuring panels are commonly used, comprising a honeycomb core structure placed between an inner skin and an outer skin. Typically, the inner skin and the outer skin each consist of one or more fibrous plies pre-impregnated with resin which is then polymerized during a firing step. Other processes use dry fibrous folds, that is to say not pre-impregnated with resin, the resin being subsequently applied during a cooking step during which it is forced by suction to diffuse between the fibrous folds. A composite sandwich panel may also comprise several central layers, of the same type or of different types, the central layers being themselves able to be separated by a layer of composite material. The central layers may, for example, be cellular or foam type or may comprise one or more fusible inserts. Composite sandwich panels using a honeycomb core or foam, for example, help reduce the mass of objects while maintaining or increasing their mechanical properties. However, this type of panel is generally not suitable for producing trailing edges. Indeed, the trailing edges have a very small radius of curvature difficult to obtain with a composite sandwich panel. Furthermore, it is important to have the most perfect aerodynamic continuity possible so as not to affect the performance of the aircraft.

De plus, il existe un besoin pour une fabrication simplifiée d'un panneau composite structurant présentant un bord de fuite. Un but de la présente invention est donc de fournir un tel panneau présentant une bonne continuité aérodynamique et une bonne tenue 5 structurale, et étant simple à réaliser. A cet effet, selon un premier aspect, l'invention a pour objet un panneau structurant composite de bord de fuite pour un élément d'un aéronef présentant : - une surface supérieure ; 10 - une surface inférieure ; - un bord reliant lesdites surfaces supérieure et inférieure ; caractérisé en ce que la surface supérieure et la surface inférieure sont reliées par des raidisseurs transversaux et en ce que le panneau structurant est constitué d'une pièce monobloc formant la surface supérieure, 15 la surface inférieure, le bord ainsi que les raidisseurs transversaux. Le panneau de la présente invention permet d'avoir une continuité aérodynamique excellente au niveau du bord de fuite. En effet, le panneau de l'invention est formé d'une seule pièce monobloc. Aucune jonction entre panneaux n'est nécessaire, une telle jonction impacterait sur la performance 20 aérodynamique. En outre, la présence de raidisseurs transversaux assure une excellente tenue structurale malgré le très faible rayon de courbure au bord du panneau. Enfin, le panneau étant intégralement réalisé en une seule pièce 25 monobloc, la fabrication de ce dernier en est très simplifiée. En effet, il n'est plus nécessaire d'assembler et de fixer les différents éléments formant le panneau structurant. Préférentiellement, la peau formant ledit panneau comporte une pluralité de plis dont un ou plusieurs plis intérieurs forment les raidisseurs 30 transversaux ce 'lui permet d'obtenir un panneau structurant composite qui est très résistant pour absorber un choc sensiblement transverse à la surface supérieure ou inférieure. Avantageusement, le panneau de l'invention comporte des plis de renforts entre les plis intérieurs formant les raidisseurs transversaux afin de 35 renforcer structuralement le panneau de l'invention. In addition, there is a need for simplified manufacture of a structuring composite panel having a trailing edge. An object of the present invention is therefore to provide such a panel having good aerodynamic continuity and good structural strength, and being simple to achieve. For this purpose, according to a first aspect, the subject of the invention is a composite structuring panel of trailing edge for an element of an aircraft having: an upper surface; A lower surface; an edge connecting said upper and lower surfaces; characterized in that the upper surface and the lower surface are connected by transverse stiffeners and in that the structuring panel consists of a single piece forming the upper surface, the lower surface, the edge and the transverse stiffeners. The panel of the present invention provides excellent aerodynamic continuity at the trailing edge. Indeed, the panel of the invention is formed of a single piece. No junction between panels is necessary, such a junction would impact aerodynamic performance. In addition, the presence of transverse stiffeners ensures excellent structural strength despite the very small radius of curvature at the edge of the panel. Finally, the panel being integrally made in one piece 25 monobloc, the manufacture of the latter is very simplified. Indeed, it is no longer necessary to assemble and fix the various elements forming the structuring panel. Preferably, the skin forming said panel comprises a plurality of plies of which one or more inner plies form the transverse stiffeners, which enables it to obtain a composite structuring panel which is very resistant to absorb a shock that is substantially transverse to the upper or lower surface. . Advantageously, the panel of the invention comprises folds of reinforcements between the inner plies forming the transverse stiffeners in order to structurally reinforce the panel of the invention.

Selon un deuxième aspect, l'invention a pour objet un procédé de fabrication d'un panneau selon l'invention, caractérisé en ce qu'il comporte : - une première étape (A) dans laquelle on dépose des noyaux, entourés chacun au moins partiellement par une peau de drapage, sur une peau de base sur une longueur de cette dernière appropriée pour permettre de replier la peau de base sur elle-même; - une deuxième étape (B) dans laquelle on replie la peau de base sur les noyaux drapés ; - une troisième étape (C) dans laquelle on polymérise le panneau 10 ainsi obtenu de sorte à intégrer les plis du drapage dans la peau de base pour former les raidisseurs transversaux; et - une quatrième étape (D) dans laquelle on retire les noyaux afin d'obtenir le panneau structurant. Préférentiellement, les noyaux ont une hauteur décroissante 15 suivant la longueur desdits noyaux ce qui permet d'avoir un excellent profil aérodynamique du panneau structurant. Avanlageusement, chaque noyau est drapé par une peau de drapage de type monolithique présentant une pluralité de plis ce qui permet d'obtenir une bonne fusion entre les différents éléments constituant le panneau 20 de l'invention. Préférentiellement, dans l'étape A, on dispose les noyaux avant le bord de sorte à former un espace entre le bord et les noyaux et on installe un noyau parallèle au bord dans l'espace ainsi formé. Selon un autre aspect, l'invention a pour objet un élément d'aéronef 25 comportant au moins un panneau structurant selon l'invention. Préférentiellement, l'élément de l'invention est une gouverne d'avion. L'invention sera davantage comprise à la lecture de la description non limitative qui va suivre, faite en référence aux figures ci-annexées. 30 - figure 1 est une vue en perspective d'un panneau de l'invention, - figure 2 est une vue de face agrandie du mode de réalisation de la figure 1, et - figures 3 à 5 sont des vues en perspective du procédé de fabrication d'un panneau selon l'invention. 35 Le panneau 1 de l'invention comporte une surface supérieure 3, une surface inférieure 5 et un bord 7 reliant les surfaces supérieure 3 et inférieure 5. Le panneau 1 de l'invention définit un bord de fuite directement obtenu durant la cuisson du panneau 1 de l'invention ce qui simplifie la fabrication de ce dernier. La surface supérieure 3 et la surface inférieure 5 sont reliées par des raidisseurs transversaux 9 intégrés à ces dernières. En d'autres termes, le panneau de l'invention 1 est constitué d'une unique pièce monobloc formant la surface supérieure 3, la surface inférieure 5, le bord 7 ainsi que les raidisseurs transversaux 9. Pour ce faire, le panneau 1 de l'invention est constitué d'une unique peau monolithique. According to a second aspect, the subject of the invention is a method for manufacturing a panel according to the invention, characterized in that it comprises: a first step (A) in which nuclei are deposited, each surrounded at least by partially by a draping skin, on a base skin over a length of the latter suitable to allow folding of the base skin on itself; a second step (B) in which the base skin is folded over the draped cores; a third step (C) in which the panel thus obtained is polymerized so as to integrate the folds of the draping into the base skin to form the transverse stiffeners; and a fourth step (D) in which the cores are removed in order to obtain the structuring panel. Preferably, the cores have a decreasing height along the length of said cores, which makes it possible to have an excellent aerodynamic profile of the structuring panel. Advantageously, each core is draped by a monolithic type draping skin having a plurality of plies which makes it possible to obtain good fusion between the various elements constituting the panel 20 of the invention. Preferably, in step A, the cores are arranged before the edge so as to form a space between the edge and the cores and a core is installed parallel to the edge in the space thus formed. According to another aspect, the subject of the invention is an aircraft element comprising at least one structuring panel according to the invention. Preferably, the element of the invention is an airplane rudder. The invention will be better understood on reading the nonlimiting description which follows, with reference to the appended figures. FIG. 1 is a perspective view of a panel of the invention, FIG. 2 is an enlarged front view of the embodiment of FIG. 1, and FIGS. 3 to 5 are perspective views of the method of FIG. manufacture of a panel according to the invention. The panel 1 of the invention has an upper surface 3, a lower surface 5 and an edge 7 connecting the top 3 and bottom 5 surfaces. The panel 1 of the invention defines a trailing edge directly obtained during panel firing. 1 of the invention which simplifies the manufacture of the latter. The upper surface 3 and the lower surface 5 are connected by transverse stiffeners 9 integrated therewith. In other words, the panel of the invention 1 consists of a single piece forming the upper surface 3, the lower surface 5, the edge 7 and the transverse stiffeners 9. To do this, the panel 1 of the invention consists of a single monolithic skin.

La peau monolithique peut être réalisée en tout type de tissus ou fibres adaptés et connus de l'homme du métier qui peuvent être imprégnés de résine époxy ou autre. A cet effet, on peut citer des fibres de carbone, de verre ou de kevlar . Avantageusement, l'unique peau monolithique constituant la surface supérieure 3, la surface inférieure 5, le bord 7 et les raidisseurs transversaux 9 sont formés d'une pluralité de plis 18 fusionnés les uns sur les autres par l'intermédiaire d'une résine polymérisable, telle que la résine époxy, disposée entre les plis 18. Plus précisément, la partie supérieure 15 de la peau formant la surface supérieure 3 et la partie inférieure 17 de la peau formant la surface inférieure 5 peuvent comprendre une pluralité de plis 18 dont les plis intérieurs 19, 21 disposés vers l'intérieur du panneau 1 peuvent s'étendre continûment le long dudit panneau 1 à partir d'une section droite jusqu'à une deuxième section droite. Le fait que les raidisseurs transversaux 9 soient constitués de plis 18 permet d'obtenir un panneau structurant 1 composite très résistant pour absorber un choc sensiblement transverse à la surface supérieure 3 ou inférieure 5. Les plis intérieurs 19 peuvent s'étendre continûment depuis la partie inférieure 17, traversent le panneau 1 de manière sensiblement perpendiculaire à la surface inférieure 5 en venant constituer une partie des plis du renfort 9 et avant de s'étendre au niveau de la surface supérieure 3 à nouveau le long de la section droite. II en va de même pour les autres plis intérieurs 21 de l'autre section droite. The monolithic skin may be made of any type of suitable fabrics or fibers known to those skilled in the art which may be impregnated with epoxy resin or the like. For this purpose, mention may be made of carbon, glass or Kevlar fibers. Advantageously, the single monolithic skin constituting the upper surface 3, the lower surface 5, the edge 7 and the transverse stiffeners 9 are formed of a plurality of plies 18 fused to one another by means of a polymerizable resin , such as the epoxy resin, disposed between the pleats 18. More specifically, the upper part 15 of the skin forming the upper surface 3 and the lower part 17 of the skin forming the lower surface 5 may comprise a plurality of plies 18 whose inner pleats 19, 21 disposed inwardly of the panel 1 may extend continuously along said panel 1 from a straight section to a second straight section. The fact that the transverse stiffeners 9 consist of plies 18 makes it possible to obtain a highly resistant composite structuring panel 1 for absorbing a shock substantially transverse to the upper surface 3 or lower 5. The inner plies 19 can extend continuously from the part 17 below, through the panel 1 substantially perpendicular to the lower surface 5 to be a portion of the folds of the reinforcement 9 and before extending at the upper surface 3 again along the cross section. It is the same for the other inner plies 21 of the other cross section.

Ainsi, le raidisseur transversal 9 est formé par les plis intérieurs 19 et 21 provenant des sections droites. Thus, the transverse stiffener 9 is formed by the inner plies 19 and 21 from the straight sections.

Bien évidemment, les plis 18 utilisés peuvent être de nature identique ou différente selon les propriétés recherchées. Comme nature de plis classiquement utilisés, on peut citer entre autres les fibres de verre, les fibres de carbone et les fibres de kevlar. Of course, the plies 18 used may be identical in nature or different depending on the desired properties. As the nature of folds conventionally used, there may be mentioned, inter alia, glass fibers, carbon fibers and kevlar fibers.

Dans le cas où les plis 19, 21 participants aux renforts ne présenteraient pas à eux seuls une tenue suffisante ou devraient être renforcés, on peut notamment coudre la totalité ou une partie de ces plis 19, 21 entre eux. On peut également insérer, entre les plis 19, 21, des plis de renforts, comme des plis de fibres de carbones par exemple, qui peuvent être présents dans les raidisseurs transversaux 9. En outre, selon l'invention, le panneau 1 de l'invention est obtenu par le procédé de fabrication comportant : - une première étape A dans laquelle on dépose des noyaux 11, entourés chacun au moins partiellement par une peau de drapage 15, sur une peau de base 13 sur une longueur de cette dernière appropriée pour permettre de replier la peau de base 13 sur elle-même (figure 3); - une deuxième étape B dans laquelle on replie la peau de base 13 sur les noyaux 11 drapés (figure 4); - une troisième étape C dans laquelle on polymérise le panneau 20 ainsi obtenu de sorte à intégrer les plis du drapage dans la peau de base 13 pour former les raidisseurs transversaux 9; et - une quatrième étape D dans laquelle on retire les noyaux 11 afin d'obtenir le panneau structurant (voir figure 5). Par la suite, les expressions entouré au moins partiellement et 25 drapé sont synonymes. Ainsi, le terme drapage désigne le fait d'entourer au moins partiellement un noyau. Grâce au procédé de l'invention, le panneau 1 est formé d'une seule pièce par fusion de la peau de base 13 repliée sur elle-même et de la peau du drapage. 30 De plus, le procédé permet d'introduire le nombre de raidisseurs souhaité en fonction de la tenue structurale désirée en augmentant ou en diminuant le nombre de noyaux ou les dimensions de ceux-ci. En outre, le procédé n'impose pas de contrainte pour le positionnement des raidisseurs. Ces derniers sont placés de sorte à améliorer 35 leur utilité structurelle. In the case where the folds 19, 21 reinforcing participants would not present alone sufficient strength or should be reinforced, it can include sewing all or part of these folds 19, 21 between them. It is also possible to insert, between the plies 19, 21, folds of reinforcements, such as folds of carbon fibers, for example, which may be present in the transverse stiffeners 9. In addition, according to the invention, the panel 1 of the invention is obtained by the manufacturing method comprising: a first step A in which cores 11, each at least partially surrounded by a draping skin 15, are deposited on a base skin 13 over a length of the latter suitable for allow to fold the base skin 13 on itself (Figure 3); a second step B in which the base skin 13 is folded over the draped cores 11 (FIG. 4); a third step C in which the panel thus obtained is polymerized so as to integrate the folds of the draping into the base skin 13 to form the transverse stiffeners 9; and a fourth step D in which the cores 11 are removed in order to obtain the structuring panel (see FIG. 5). Subsequently, expressions surrounded at least partially and draped are synonymous. Thus, the term draping refers to at least partially surrounding a core. With the method of the invention, the panel 1 is formed in one piece by melting the folded base skin 13 on itself and the skin of the draping. In addition, the method makes it possible to introduce the desired number of stiffeners as a function of the desired structural strength by increasing or decreasing the number of cores or the dimensions thereof. In addition, the method does not impose a constraint for the positioning of the stiffeners. These are placed so as to improve their structural utility.

Plus particulièrement, dans l'étape A, les noyaux 11 employés ont une forme appropriée pour former les raidisseurs transversaux 9. Pour ce faire, ils ont typiquement une section transversale de forme sensiblement rectangulaire ou carré, voire trapézoïdale. More particularly, in step A, the cores 11 employed have a shape suitable for forming the transverse stiffeners 9. To do this, they typically have a cross section of substantially rectangular or square or trapezoidal shape.

Avantageusement, les noyaux 11 ont une hauteur décroissante suivant la longueur desdits noyaux 11 de sorte à épouser le faible rayon de courbure du bord 7. Il est également possible de disposer les noyaux 11 avant le bord 7 de sorte à former un espace dans lequel on installe un noyau 12 parallèle au bord 7 afin de stopper les raidisseurs suivant les caractéristiques mécaniques recherchées (voir figure 3). Ainsi, il est possible d'avoir un excellent profil aérodynamique du panneau structurant 1. Avantageusement, les noyaux 11 sont placés sur la peau de base 13 sur une longueur de cette dernière appropriée pour permettre de replier la peau de base 13 sur elle-même. Ainsi, les noyaux 11 peuvent être placés sur une distance inférieure à la moitié de la longueur de ladite peau 13 ce qui permet d'avoir une surface supérieure 3 de longueur sensiblement égale à celle de la surface inférieure 5. Le drapage est effectué typiquement avant la pose des noyaux 11 sur la peau de base 13. Le drapage est alors réalisé par une peau de drapage de type monolithique 15 présentant une pluralité de plis, par exemple deux ou trois plis de sorte à obtenir un drapage optimum. Typiquement, la peau de drapage 15 comporte un nombre de plis inférieur à celui de la peau de base 13 La peau de base 13 peut comprendre un nombre de plis supérieur à 2, égal à 3, à5ouplus. Advantageously, the cores 11 have a decreasing height along the length of said cores 11 so as to match the small radius of curvature of the edge 7. It is also possible to arrange the cores 11 before the edge 7 so as to form a space in which one installs a core 12 parallel to the edge 7 to stop the stiffeners according to the desired mechanical characteristics (see Figure 3). Thus, it is possible to have an excellent aerodynamic profile of the structuring panel 1. Advantageously, the cores 11 are placed on the base skin 13 over a length of the latter appropriate to allow folding the base skin 13 on itself . Thus, the cores 11 may be placed at a distance less than half the length of said skin 13, which makes it possible to have an upper surface 3 of length substantially equal to that of the lower surface 5. The draping is done typically before the laying of the cores 11 on the base skin 13. The draping is then performed by a monolithic type draping skin 15 having a plurality of plies, for example two or three plies so as to obtain optimum draping. Typically, the draping skin 15 has a lower number of folds than that of the base skin 13. The base skin 13 may comprise a number of plies greater than 2, equal to 3, 5-fold.

La peau de drapage 15 peut comprendre un nombre de plis supérieur à 2, égal à 3, à 5 ou plus. Les plis de la peau de base 13 et de la peau de drapage 15 sont imprégnés de résine polymérisable telle que la résine époxy. Dans l'étape B, on replie la peau de base 13 sur elle-même par tout 30 moyen connu de l'homme du métier de sorte à former un bord 7, une surface supérieure 3 et une surface inférieure 5. Typiquement, la polymérisation de l'étape C est réalisée par chauffage à une température de cuisson. La température de cuisson dépend du type de résine utilisée pour réaliser le panneau monobloc 1 de l'invention. A 35 titre d'exemple, si la peau de base 13 et/ou de drapage 15 est(sont) réalisée(s) avec de la résine époxy, la température de cuisson est comprise entre 60°C et 200°C. Cette étape est typiquement réalisée dans un autoclave ou tout moyen chauffant. The draping skin 15 may comprise a number of plies greater than 2, equal to 3, 5 or more. The folds of the base skin 13 and the draping skin 15 are impregnated with polymerizable resin such as the epoxy resin. In step B, the base skin 13 is folded on itself by any means known to those skilled in the art so as to form an edge 7, an upper surface 3 and a lower surface 5. Typically, the polymerization of step C is carried out by heating to a cooking temperature. The firing temperature depends on the type of resin used to make the monoblock panel 1 of the invention. By way of example, if the base skin 13 and / or drape 15 is (are) made with epoxy resin, the firing temperature is between 60 ° C and 200 ° C. This step is typically carried out in an autoclave or any heating means.

Typiquement, la peau de base 13 et la peau de drapage 15 comprennent des plis à base de fibres telles que les fibres de verre, les fibres de carbone et lets fibres de kevlar, lesdites fibres étant imprégnées de résine polymérisable lors de la cuisson du matériau. Dans l'étape D, on retire les noyaux du panneau ainsi formés par tout moyen connu de l'homme du métier, notamment par extracteurs manipulés manuellement ou automatiquement. Le retrait des noyaux est typiquement réalisé selon une direction sensiblement colinéaire à la direction que prennent les raidisseurs transversaux 9. Le panneau 1 de l'invention peut être avantageusement utilisé dans 15 un élément d'un aéronef, tel qu'une gouverne d'avion. Typically, the base skin 13 and the draping skin 15 comprise fiber-based plies such as glass fibers, carbon fibers and kevlar fibers, said fibers being impregnated with polymerizable resin when the material is baked. . In step D, the cores of the panel thus formed are removed by any means known to those skilled in the art, in particular by extractors manipulated manually or automatically. The removal of the cores is typically made in a direction substantially co-linear with the direction taken by the transverse stiffeners 9. The panel 1 of the invention can be advantageously used in an element of an aircraft, such as an airplane rudder .

Claims

REVENDICATIONS1. Composite panel (1) composite trailing edge for an element of an aircraft having: - an upper surface (3); - a lower surface (5); an edge (7) connecting said upper (3) and lower (5) surfaces; characterized in that the upper surface (3) and the lower surface (5) are connected by transverse stiffeners (9) and in that the structuring panel consists of a single piece forming the upper surface (3), the surface lower (5), the edge (7) and the transverse stiffeners (9).

2. Panel (1) according to the preceding claim, characterized in that the skin forming said panel comprises a plurality of plies (18), one or more inner plies (19, 21) form the transverse stiffeners (9).

3. Panel (1) according to claim 1 or 2, characterized in that it comprises thick reinforcements between the inner plies (19, 21) forming the transverse stiffeners (9).

4. A method of manufacturing a panel (1) according to any one of the preceding claims, characterized in that it comprises: - a first step (A) in which are deposited cores (11), each surrounded at least partially by a draping skin (15), on a base skin (13) over a length of the latter adapted to allow folding of the base skin (13) on itself; a second step (B) in which the base skin (13) is folded over the draped cores (11); a third step (C) in which the panel thus obtained is polymerized so as to integrate the folds of the draping into the base skin (13) to form the transverse stiffeners (9); and a fourth step (D) in which the cores (11) are removed in order to obtain the structuring panel.

5. Method according to the preceding claim, characterized in that the cores (11) have a decreasing height along the length of said cores (11).

6. Method according to any one of claims 4 to 5, characterized in that each core (11) is draped by a draping skin (15) of the monolithic type having a plurality of plies.

7. Method according to any one of claims 4 to 6, characterized in that, in step A, the cores (11) are arranged before the edge (7) so as to form a space between the edge (7) and the cores (11) and a core (12) is installed parallel to the edge (7) in the space thus formed.

8. Element of an aircraft comprising at least one structuring panel (1.) according to any one of the preceding claims or obtained according to any one of claims 4 to 7.

9. Element according to the preceding claim being an aircraft rudder.